CA2769342A1 - Combustion chamber for a turbine engine having improved air inlets - Google Patents
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Abstract
Chambre de combustion (10) de turbomachine, comprenant deux parois coaxiales comportant une pluralité d'orifices d'entrée d'air, dont chacun est configuré de sorte que sa projection orthogonale (44p) sur un plan passant par l'axe (28) du système d'injection(20) le plus proche dudit orifice et perpendiculaire à un plan axial (B-B) passant par cet axe (28) et par l'axe de la chambre de combustion, présente un bord amont(58)de forme convexe lorsqu'il est vu depuis l'aval.Combustion chamber (10) of a turbomachine, comprising two coaxial walls comprising a plurality of air inlet orifices, each of which is configured so that its orthogonal projection (44p) on a plane passing through the axis (28) the injection system (20) closest to said orifice and perpendicular to an axial plane (BB) passing through this axis (28) and through the axis of the combustion chamber, has an upstream edge (58) of convex shape when viewed from downstream.
Description
CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE COMPRENANT DES
ORIFICES D'ENTREE D'AIR AMELIORES
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines, telles que les turbomachines d'aéronef, et concerne plus particulièrement les chambres annulaires de combustion des turbomachines.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Les turbomachines comprennent au moins une turbine agencée en sortie d'une chambre de combustion pour extraire de l'énergie d'un flux primaire de gaz éjectés par cette chambre de combustion et entraîner un compresseur disposé en amont de la chambre de combustion et alimentant cette chambre en air sous pression.
Les chambres de combustion des turbomachines comprennent typiquement deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne et radialement externe, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens d'écoulement du flux primaire de gaz dans la turbomachine, autour de l'axe des chambres de combustion, et qui sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe précité. Cette paroi annulaire de fond de chambre est équipée d'une rangée annulaire de systèmes d'injection régulièrement répartis autour de TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER COMPRISING
ENHANCED AIR ENTRY HOLES
DESCRIPTION
TECHNICAL AREA
The present invention relates to turbomachines, such as turbomachines aircraft, and relates more particularly to annular chambers for combustion of turbomachines.
STATE OF THE PRIOR ART
Turbomachines comprise at least one turbine arranged at the outlet of a combustion chamber to extract energy from a primary gas stream ejected by this combustion chamber and cause a compressor arranged upstream of the chamber of burning and supplying this room with air under pressure.
The combustion chambers of turbomachines typically comprise two walls annular coaxial, respectively radially internal and radially external, which extend upstream to downstream, depending on the flow direction of the flow primary gas in the turbomachine, around the axis combustion chambers, which are connected between they at their upstream end by an annular wall of chamber bottom that extends substantially radially around the aforementioned axis. This bottom annular wall chamber is equipped with an annular row of injection systems regularly distributed around
2 cet axe pour permettre une amenée d'air et de carburant dans la chambre de combustion.
Les systèmes d'injection comprennent en général des moyens de support de tête d'injecteur de carburant pourvus de moyens aérodynamiques d'injection d'air et de vaporisation du carburant sous forme de fines gouttelettes dans la chambre de combustion.
En fonctionnement, un système d'injection de ce type génère typiquement une nappe d'un mélange d'air et de carburant de forme générale tronconique autour d'un axe central du système d'injection. La concentration maximale en carburant est plus particulièrement localisée sur un tronc de cône de sommet localisé sensiblement en entrée du système d'injection et de demi-angle au sommet compris entre 30 et 40 degrés environ. Le profil de la nappe est sensiblement constant aux régimes de fonctionnement normaux allant du régime de ralenti au régime de plein gaz.
D'une manière générale, les chambres de combustion se décomposent en une région interne amont, couramment appelée zone primaire, et une région interne aval, couramment appelée zone de dilution.
La zone primaire d'une chambre de combustion est prévue pour la combustion du mélange d'air et de carburant dans des proportions sensiblement stoechiométriques. A cette fin, l'air est injecté dans cette zone non seulement par les systèmes d'injection mais aussi par des premiers orifices, couramment appelés orifices primaires, ménagés dans les parois WO 2011/015542 this axis to allow a supply of air and fuel in the combustion chamber.
Injection systems include in general of the injector head support means of fuel provided with aerodynamic injection means air and vaporization of the fuel in the form of fine droplets in the combustion chamber.
In operation, an injection system of this type typically generates a web of a mixture of air and fuel of frustoconical general shape around a central axis of the injection system. The maximum fuel concentration is more particularly localized on a truncated cone of summit located substantially at the entrance of the system injection and half-angle at the top between 30 and about 40 degrees. The profile of the tablecloth is substantially constant to the operating regimes normal from idling to full gas.
In general, the chambers of combustion are decomposed into an upstream internal region, commonly called primary zone, and an inner region downstream, commonly called the dilution zone.
The primary zone of a chamber of combustion is planned for the combustion of the mixture air and fuel in substantially stoichiometric. To this end, the air is injected into this area not only by the injection systems but also by first orifices, commonly called primary orifices, formed in the walls WO 2011/01554
3 PCT/EP2010/061180 annulaires de la chambre autour de la zone primaire de cette dernière.
La zone de dilution est prévue pour la dilution et le refroidissement des gaz provenant de la combustion dans la zone primaire, et pour conférer au flux de ces gaz un profil thermique optimal en vue de son passage dans la turbine montée en aval de la chambre de combustion. Pour cela, les parois annulaires de la chambre de combustion comportent des seconds orifices d'entrée d'air, couramment appelés orifices de dilution.
Les performances des chambres de combustion dépendent notamment de la qualité de la combustion dans la zone primaire de ces chambres.
Or, dans les chambres de combustion de type connu, le mélange d'air et de carburant demeure en général dans la zone primaire pendant un temps qui n'est pas suffisamment long pour permettre une combustion complète.
De plus, le profil de température des gaz de combustion en sortie de ces chambres de combustion n'est pas suffisamment homogène pour permettre un fonctionnement optimal des turbines associées à ces chambres de combustion. Cela provient notamment de l'inhomogénéité de la concentration en carburant dans la zone primaire de ces chambres.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes. 3 PCT / EP2010 / 061180 annular of the chamber around the primary zone of the latter.
The dilution zone is planned for the dilution and cooling of gases from the combustion in the primary zone, and to confer on the flow of these gases an optimal thermal profile in order to its passage in the turbine mounted downstream of the combustion chamber. For this, the annular walls of the combustion chamber have seconds air inlets, commonly known as dilution.
The performance of combustion chambers depend in particular on the quality of combustion in the primary area of these rooms.
Now, in the combustion chambers of type known, the mixture of air and fuel remains in general in the primary zone for a time that is not long enough to allow a complete combustion.
In addition, the temperature profile of the gases combustion at the outlet of these combustion chambers is not sufficiently homogeneous to allow a optimal operation of the turbines associated with these combustion chambers. This comes in particular from the inhomogeneity of the fuel concentration in the primary area of these rooms.
STATEMENT OF THE INVENTION
The invention is intended in particular to bring a simple, economical and efficient solution to these problems.
4 Elle propose à cet effet une chambre de combustion de turbomachine, comprenant une paroi annulaire de fond de chambre équipée de systèmes d'injection régulièrement répartis autour d'un axe longitudinal de la chambre de combustion et dont chacun présente un axe central d'émission de carburant, la chambre de combustion comprenant également deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, reliées entre elles par la paroi de fond de chambre et comportant une pluralité d'orifices d'entrée d'air formés sur au moins l'une de ces parois annulaires et ouverts radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe de la chambre de combustion. Selon l'invention, la pluralité d'orifices d'entrée d'air comprend des orifices d'un premier type conformés de sorte que la projection orthogonale de chacun de ces orifices sur un plan de projection correspondant, qui passe par l'axe central du système d'injection le plus proche de l'orifice et qui est perpendiculaire à un plan axial correspondant passant conjointement par cet axe central et par l'axe longitudinal de la chambre de combustion, présente un bord amont qui est de forme convexe lorsqu'il est vu depuis l'aval.
La forme des orifices d'entrée d'air du premier type permet de conférer au front amont du flux d'air injecté par ces orifices un profil sensiblement concave, vu depuis l'amont, qui permet d'induire un effet de barrière réfléchissante vis-à-vis des gaz s'écoulant de l'amont vers l'aval dans la chambre de combustion.
Cela permet de favoriser des phénomènes de recirculation de ces gaz, qui sont de nature à
améliorer les réactions de combustion se produisant dans la chambre de combustion et donc les performances 4 It proposes for this purpose a room of turbomachine combustion, comprising a wall annular chamber bottom equipped with systems injection regularly distributed around an axis of the combustion chamber and each of which has a central axis of fuel emission, the combustion chamber also comprising two walls coaxial rings, respectively internal and external, interconnected by the bottom wall of chamber and having a plurality of inlet ports of air formed on at least one of these walls annular and open radially outward by relative to the axis of the combustion chamber. according to the invention, the plurality of air inlet orifices comprises first orifices of a first shaped type of so that the orthogonal projection of each of these holes on a corresponding projection plane, which goes through the central axis of the injection system the most close to the orifice and which is perpendicular to a corresponding axial plane passing jointly by this central axis and the longitudinal axis of the chamber of combustion, has an upstream edge that is shaped convex when seen from downstream.
The shape of the air intakes of the first type makes it possible to confer on the upstream edge of the flow of air injected through these orifices a substantially concave, seen from the upstream, which allows to induce a reflective barrier effect against gases flowing from upstream to downstream in the chamber of combustion.
This allows to promote phenomena of recirculation of these gases, which are likely to improve combustion reactions occurring in the combustion chamber and therefore the performance
5 de cette dernière, et à rendre plus homogène la température des gaz en sortie de cette chambre de combustion.
De plus, cela peut rendre possible une diminution du nombre et/ou de la surface globale des orifices d'entrée d'air des parois coaxiales de la chambre de combustion.
On associe dans ce qui suit chaque orifice d'entrée d'air au système d'injection le plus proche de cet orifice, ou en cas d'égalité de distances, aux deux systèmes d'injection les plus proches dudit orifice.
Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, le bord amont de la projection orthogonale de chacun des orifices du premier type est en forme de demi-ellipse. Ce bord amont peut en particulier être en forme de demi-cercle.
En variante, ce bord amont peut avoir la forme d'une ligne polygonale.
Les orifices du premier type sont de préférence conformés de sorte que la projection orthogonale de chacun de ces orifices présente en outre un bord aval qui est de forme convexe lorsqu'il est vu depuis l'aval.
Cela permet de réduire la surface des orifices et donc de concentrer le flux d'air injecté
par ceux-ci, sans réduire sensiblement l'effet de barrière réfléchissante induit par ce flux d'air. Il en 5 of the latter, and to make the temperature of the gases leaving this chamber of combustion.
In addition, this may make it possible decrease in the number and / or overall area of air inlets from the coaxial walls of the combustion chamber.
In the following, each orifice is associated air inlet to the injection system closest to this orifice, or in case of equal distances, to both injection systems closest to said orifice.
In a preferred embodiment of the invention, the upstream edge of the orthogonal projection of each of the orifices of the first type is in the form of half-ellipse. This upstream edge can in particular be in semicircle shape.
As a variant, this upstream edge may have the form of a polygonal line.
The openings of the first type are preferably shaped so that the projection orthogonal of each of these orifices has moreover a downstream edge that is convexly shaped when viewed since the downstream.
This reduces the surface area orifices and thus to concentrate the flow of injected air by them, without substantially reducing the effect of reflective barrier induced by this airflow. It
6 résulte ainsi une utilisation plus efficace de l'air injecté par ces orifices.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, le bord aval précité est en forme de demi-ellipse. Comme le bord amont, ce bord aval peut en particulier être en forme de demi-cercle.
En variante, ce bord amont peut également avoir la forme d'une ligne polygonale.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les bords amont et aval de la projection de chacun des orifices du premier type sont concentriques.
Les orifices du premier type comprennent avantageusement des orifices primaires formés autour d'une région amont de la chambre de combustion, couramment appelée zone primaire.
Ces orifices primaires permettent, en induisant un effet de barrière réfléchissante comme expliqué ci-dessus, de favoriser la recirculation du mélange d'air et de carburant dans la zone primaire de la chambre de combustion, et ainsi d'améliorer d'une manière considérable les réactions de combustion de ce mélange.
Les orifices primaires associés à chaque système d'injection sont de préférence au nombre de deux et agencés symétriquement par rapport au plan axial correspondant.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention et de manière connue en soi, chacun des systèmes d'injection est configuré pour émettre une nappe de carburant et d'air mélangés présentant une 6 results in a more efficient use of air injected through these orifices.
In the preferred embodiment of the invention, the aforementioned downstream edge is in the shape of half ellipse. Like the upstream edge, this downstream edge can particular be in the shape of a semicircle.
As a variant, this upstream edge can also have the shape of a polygonal line.
In the preferred embodiment of the invention, the upstream and downstream edges of the projection of each of the orifices of the first type are concentric.
Ports of the first type include advantageously primary orifices formed around an upstream region of the combustion chamber, commonly called primary zone.
These primary orifices allow, in inducing a reflective barrier effect like explained above, to promote the recirculation of mixture of air and fuel in the primary zone of the combustion chamber, and thus improve a considerable way the combustion reactions of this mixed.
The primary orifices associated with each injection system are preferably at the number of two and arranged symmetrically with respect to the plane axial axis.
In the preferred embodiment of the invention and in a manner known per se, each of the injection systems is configured to issue a a pool of mixed fuel and air with a
7 région de concentration maximale en carburant sensiblement localisée sur un tronc de cône de révolution centré sur l'axe central du système d'injection et ayant un sommet situé à l'entrée de ce système d'injection.
La forme de la nappe du mélange d'air et de carburant associée à chaque système d'injection peut être déterminée de manière expérimentale par des techniques bien connues telles que l'analyse de particules par méthode phase Doppler, couramment appelée PDPA (Phase Doppler Particule Analysis). Lors de la conception d'une chambre de combustion selon l'invention, la forme de la nappe correspondant à une géométrie donnée de chambre de combustion peut aussi être déterminée par des méthodes numériques de simulation, également connues de l'homme du métier.
Préférentiellement, la projection orthogonale de chacun des orifices primaires du premier type sur le plan de projection correspondant est interceptée par une droite correspondante résultant de l'intersection du tronc de cône précité avec ce plan de projection.
De cette manière, le flux d'air injecté par chacun de ces orifices peut intercepter la région de concentration maximale en carburant de la nappe correspondante en s'écoulant sensiblement tangentiellement à cette région de la nappe, de sorte que l'effet de barrière réfléchissante produit par ce flux d'air peut être rendu plus efficace.
La projection orthogonale de chacun des orifices primaires du premier type sur le plan de 7 region of maximum fuel concentration substantially localized on a truncated cone of revolution centered on the central axis of the system injection and having a top located at the entrance of this injection system.
The shape of the web of the mixture of air and fuel associated with each injection system can to be determined experimentally by well known techniques such as analysis of particles by Doppler phase, commonly called PDPA (Phase Doppler Particle Analysis). then the design of a combustion chamber according to the invention, the shape of the sheet corresponding to a given geometry of combustion chamber can also to be determined by numerical methods of simulation, also known to those skilled in the art.
Preferably, the projection orthogonal of each of the primary orifices of the first type on the corresponding projection plane is intercepted by a corresponding line resulting from the intersection of the aforementioned truncated cone with this plane of projection.
In this way, the flow of air injected each of these orifices can intercept the area of maximum fuel concentration of the water table correspondingly by flowing substantially tangentially to this region of the aquifer, so that the reflective barrier effect produced by this Airflow can be made more efficient.
The orthogonal projection of each of the primary orifices of the first type on the plane of
8 projection correspondant présente de préférence un axe de symétrie qui fait, avec la droite correspondante résultant de l'intersection du tronc de cône avec le plan de projection, un angle compris entre -5 degrés et 5 degrés.
La barrière formée par l'air injecté par chacun de ces orifices est ainsi orientée sensiblement perpendiculairement à la direction locale d'écoulement de la nappe d'air et de carburant provenant du système d'injection correspondant, et favorise ainsi une recirculation du mélange d'air et de carburant sensiblement selon une direction opposée à cette direction locale d'écoulement.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, l'axe de symétrie de la projection orthogonale de chacun des orifices primaires du premier type sur le plan de projection correspondant coïncide sensiblement avec la droite correspondante qui résulte de l'intersection dudit tronc de cône avec ce plan de projection.
Cet agencement de ces orifices permet au flux d'air injecté par ceux-ci de circuler au plus près de la région de concentration maximale en carburant de la nappe correspondante, de manière à maximiser l'efficacité de l'effet de barrière réfléchissante produit par ce flux d'air.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les orifices primaires de la chambre de combustion sont tous des orifices du premier type. 8 corresponding projection preferably has an axis of symmetry that does, with the corresponding line resulting from the intersection of the truncated cone with the projection plane, an angle between -5 degrees and 5 degrees.
The barrier formed by the air injected by each of these orifices is thus oriented substantially perpendicular to the local flow direction air and fuel from the system corresponding injection, and thus promotes recirculation of the mixture of air and fuel substantially in a direction opposite to this local flow direction.
In the preferred embodiment of the invention, the axis of symmetry of the projection orthogonal of each of the primary orifices of the first type on the corresponding projection plane coincides substantially with the corresponding line that results of the intersection of said truncated cone with this plane of projection.
This arrangement of these orifices allows the airflow injected by these to circulate as closely as possible of the region of maximum fuel concentration of the corresponding tablecloth, so as to maximize the effectiveness of the reflective barrier effect produced by this airflow.
In the preferred embodiment of the invention, the primary orifices of the chamber of combustion are all orifices of the first type.
9 En variante, ces orifices primaires peuvent comprendre un ensemble d'orifices du premier type et d'orifices d'un type conventionnel.
Par ailleurs, la pluralité d'orifices d'entrée d'air comprend avantageusement des orifices de dilution formés autour d'une région aval de la chambre de combustion, couramment appelée zone de dilution, et dont certains au moins sont des orifices d'un deuxième type ayant une forme allongée selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal de la chambre de combustion.
La forme allongée des orifices de dilution du deuxième type permet d'améliorer l'efficacité et l'homogénéité du refroidissement des gaz dans la zone de dilution dû à l'air injecté dans cette zone par ces orifices.
Les orifices de dilution du deuxième type peuvent en outre induire un effet de barrière vis-à-vis de ces gaz, le cas échéant à l'encontre d'une partie de ces gaz qui aurait contourné l'air injecté par d'éventuels orifices primaires dans la zone primaire de la chambre de combustion, de manière à ralentir l'écoulement de ces gaz.
De manière complémentaire ou en variante, les orifices de dilution peuvent comprendre des orifices du premier type tels que décrits ci-dessus, et/ou des orifices d'un type conventionnel.
L'invention concerne également une turbomachine, comprenant une chambre de combustion du type décrit ci-dessus.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description 5 suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une demi-vue schématique en coupe axiale d'une chambre de combustion dans une turbomachine selon l'invention ; 9 Alternatively, these primary orifices may include a set of orifices of the first type and orifices of a conventional type.
Moreover, the plurality of orifices the air inlet comprises advantageously dilution formed around a downstream region of the chamber of combustion, commonly referred to as a dilution zone, and at least some of which are openings of a second type having an elongated shape in one direction perpendicular to the longitudinal axis of the chamber of combustion.
The elongated shape of the dilution orifices of the second type improves efficiency and the homogeneity of the cooling of the gases in the zone of dilution due to the air injected into this zone by these orifices.
The dilution holes of the second type can also induce a barrier effect vis-à-vis of such gases, if any against a party of these gases that would have bypassed the air injected by possible primary orifices in the primary zone of the combustion chamber, so as to slow down the flow of these gases.
Complementarily or alternatively, the dilution orifices may include orifices of the first type as described above, and / or orifices of a conventional type.
The invention also relates to a turbomachine, comprising a combustion chamber of the type described above.
BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
The invention will be better understood, and other details, advantages and characteristics of this will appear on reading the description The following is a non-exhaustive reference to the accompanying drawings in which:
FIG. 1 is a schematic half-view in section axial of a combustion chamber in a turbomachine according to the invention;
10 - la figure 2 est une vue schématique partielle en projection orthogonale sur le plan A-A de la figure 1, de la chambre de combustion de cette figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique partielle en coupe transversale de la chambre de combustion de la figure 1, selon le plan C-C de la figure 2.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PREFERE
La figure 1 représente une partie d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur d'avion, et illustre plus particulièrement une partie d'une chambre annulaire de combustion 10 de cette turbomachine.
D'une manière bien connue, la chambre de combustion 10 est montée en aval d'un compresseur de la turbomachine destiné à alimenter cette chambre en air sous pression, et en amont d'une turbine de cette turbomachine, destinée à entraîner en rotation le compresseur précité sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion, ce compresseur et cette turbine n'étant pas représentés sur la figure 1. FIG. 2 is a partial diagrammatic view in orthogonal projection on the plane AA of FIG.
the combustion chamber of this Figure 1;
FIG. 3 is a partial diagrammatic view in cross-section of the combustion chamber of the Figure 1, according to the plane CC of Figure 2.
DETAILED DESCRIPTION OF A PREFERRED EMBODIMENT
Figure 1 shows a part of a turbomachine, such as an airplane turbojet, and particularly illustrates a part of a room annular combustion 10 of this turbomachine.
In a well-known manner, the Chamber of combustion 10 is mounted downstream of a compressor of the turbomachine for supplying this chamber with air under pressure, and upstream of a turbine of this turbomachine, intended to drive in rotation the aforesaid compressor under the effect of the thrust of the gases from the combustion chamber, this compressor and this turbine not being represented on the figure 1.
11 La chambre de combustion 10 comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne 12 et radialement externe 14, qui s'étendent autour de l'axe longitudinal 16 de la chambre de combustion.
Ces deux parois annulaires 12 et 14 sont fixées en aval à des carters de la chambre (non visibles sur la figure 1), et sont reliées l'une à
l'autre à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre 18, de manière connue.
La paroi annulaire de fond de chambre 18 comporte une rangée annulaire d'orifices régulièrement répartis autour de l'axe 16 de la chambre de combustion, et dans lesquels sont montés des systèmes d'injection 20 associés à une rangée annulaire d'injecteurs de carburant 22.
Chaque système d'injection 20 comporte deux vrilles de turbulence 24 et 26 qui s'étendent coaxialement autour de l'axe 28 du système d'injection et qui sont reliées en amont à des moyens 30 de centrage et de guidage d'une tête 32 de l'injecteur 22 correspondant, et en aval à un bol mélangeur 34 monté
dans l'orifice correspondant de la paroi de fond de chambre 18.
Chaque système d'injection 20 comporte au niveau de ses vrilles de turbulence 24 et 26, de ses moyens 30 de centrage et de guidage de tête d'injecteur, et de son bol mélangeur 34, des orifices 36 destinés à l'injection, dans la chambre de combustion, d'une partie 38 du flux d'air 40 provenant du compresseur de la turbomachine. 11 The combustion chamber 10 comprises two coaxial annular walls, respectively radially internal 12 and radially outer 14, which extend around the longitudinal axis 16 of the chamber of combustion.
These two annular walls 12 and 14 are downstream to the casings of the chamber (no visible in Figure 1), and are connected to the other at their upstream end by an annular wall chamber bottom 18, in a known manner.
The annular wall of chamber bottom 18 has an annular row of orifices regularly distributed around axis 16 of the chamber of combustion, and in which systems are mounted injection 20 associated with an annular row of fuel injectors 22.
Each injection system 20 comprises two turbulence tendrils 24 and 26 that extend coaxially around the axis 28 of the injection system and which are connected upstream to means 30 of centering and guiding a head 32 of the injector 22 corresponding, and downstream to a mixing bowl 34 mounted in the corresponding hole of the bottom wall of room 18.
Each injection system 20 comprises at level of its turbulence tendrils 24 and 26, its 30 means of centering and guiding of head injector, and its mixing bowl 34, orifices 36 for injection into the chamber of combustion, a portion 38 of the air flow 40 from compressor of the turbomachine.
12 Comme cela apparaîtra plus clairement dans les explications qui suivent en référence à la figure 2, chaque système d'injection 20 est conçu pour pulvériser dans la chambre de combustion un mélange d'air et de fines gouttelettes de carburant sous la forme d'une nappe de forme générale tronconique, présentant en particulier une région de concentration maximale en carburant sensiblement localisée sur un tronc de cône centré sur l'axe 28 du système d'injection, de sommet localisé sensiblement au niveau de l'entrée de ce système d'injection, et de demi-angle au sommet R par exemple égal à 35 degrés environ et typiquement compris entre 30 et 40 degrés.
Par ailleurs, les parois annulaires 12 et 14 de la chambre de combustion sont reliées à leur extrémité amont à un carénage annulaire 42 (figure 1) qui est par exemple du type monobloc comportant des orifices alignés avec les systèmes d'injection 20 pour le passage des injecteurs 22 et du flux d'air 38. Ce carénage a pour fonctions principales la protection de la paroi de fond de chambre 18 et la canalisation du flux d'air 38. En variante et de manière connue, ce carénage 42 peut être formé de deux parties distinctes, respectivement radialement interne et radialement externe.
Chacune des parois annulaires 12 et 14 comporte en outre deux rangées annulaires d'orifices d'entrée d'air 44 et 46 ouverts radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe 16 de la chambre de combustion, et destinés à l'injection dans cette chambre de combustion d'une partie 48 du flux d'air 40. 12 As will become clearer in the following explanations with reference to the 2, each injection system 20 is designed to spray into the combustion chamber a mixture air and fine droplets of fuel under the form of a sheet of generally frustoconical shape, presenting in particular a region of concentration maximum fuel concentration significantly localized on a truncated cone centered on the 28 axis of the system injection, located at substantially from the entrance of this injection system, and half-angle at the summit R for example equal to about 35 degrees and typically between 30 and 40 degrees.
Moreover, the annular walls 12 and 14 of the combustion chamber are connected to their upstream end at an annular fairing 42 (Figure 1) which is for example of the monobloc type comprising ports aligned with the injection systems 20 for the passage of the injectors 22 and the air flow 38. This The main function of the fairing is the protection of the chamber bottom wall 18 and the pipe of the As a variant and in a known manner, this fairing 42 may be formed of two distinct parts, respectively radially internal and radially external.
Each of the annular walls 12 and 14 further comprises two annular rows of orifices air intake 44 and 46 open radially to outside with respect to the axis 16 of the chamber of combustion, and intended for injection into this combustion chamber of a portion 48 of the air flow 40.
13 En fonctionnement, cette partie 48 du flux d'air 40 peut atteindre les orifices d'entrée d'air 44 et 46 en circulant vers l'aval dans un espace annulaire de contournement 49 ménagé entre les parois annulaires 12 et 14 de la chambre de combustion d'une part, et les carters correspondants de cette chambre (non visibles sur la figure 1) d'autre part.
Une première de ces rangées d'orifices est formée autour d'une région amont 50 de la chambre de combustion couramment appelée zone primaire, dans laquelle ont lieu en fonctionnement les réactions de combustion du mélange d'air et de carburant. Les orifices 44 de cette première rangée sont pour cette raison couramment appelés orifices primaires.
La deuxième rangée d'orifices est formée en aval autour d'une région 52 de la chambre couramment appelée zone de dilution, dans laquelle les gaz de combustion sont dilués et refroidis. Les orifices 46 de cette deuxième rangée sont pour cette raison couramment appelés orifices de dilution.
La figure 2 représente des orifices d'entrée d'air de la paroi annulaire externe 14, ainsi que la région 54 de concentration maximale en carburant de la nappe produite par un système d'injection 20 et le tronc de cône 55 sur lequel cette région 54 est sensiblement localisée, en projection orthogonale sur le plan A-A de la figure 1, qui passe par l'axe 28 du système d'injection 20 et qui est perpendiculaire au plan de la figure 1, c'est-à-dire au plan axial passant par l'axe 28 du système d'injection précité et par l'axe 16 de la chambre de combustion, ce dernier plan 13 In operation, this part 48 of the air flow 40 can reach the air inlets 44 and 46 in flowing downstream in an annular space of bypass 49 formed between the annular walls 12 and 14 of the combustion chamber on the one hand, and the corresponding casings of this chamber (not visible in Figure 1) on the other hand.
A first of these rows of orifices is formed around an upstream region 50 of the chamber of commonly referred to as the primary zone, in which occur in operation the reactions of combustion of the mixture of air and fuel. The holes 44 of this first row are for this reason commonly called primary orifices.
The second row of orifices is formed in downstream around a region 52 of the chamber commonly called dilution zone, in which the gases of combustion are diluted and cooled. The holes 46 of this second row are for this reason commonly called dilution orifices.
Figure 2 shows orifices air inlet of the outer annular wall 14, and that the region 54 of maximum fuel concentration of the web produced by an injection system 20 and the truncated cone 55 on which this region 54 is substantially localized, in orthogonal projection on the plane AA of Figure 1, which passes by the axis 28 of the injection system 20 and which is perpendicular to plane of Figure 1, that is to say the axial plane passing by the axis 28 of the aforementioned injection system and by the axis 16 of the combustion chamber, the latter plane
14 étant symbolisé par la ligne B-B sur la figure 2, et les projections des orifices primaires et de dilution étant désignées respectivement par les références 44p et 46p sur cette figure. Il est à noter que le plan A-A
de la figure 1 est associé au système d'injection 20 représenté sur cette figure.
La figure 3 illustre la projection orthogonale dans le plan A-A de deux orifices de dilution 46 de la paroi externe 14.
Par ailleurs, comme le montre plus particulièrement cette figure 3, chacune des deux droites 56 visibles sur les figures 2 et 3 représente la projection dans le plan A-A de l'intersection de la paroi annulaire externe 14 de la chambre de combustion avec un plan P qui passe par l'axe 16 de cette chambre de combustion et qui est situé angulairement à mi-distance entre l'axe 28 du système d'injection 20 et l'axe 128 de l'un des deux systèmes d'injection directement consécutifs de ce système d'injection 20 sur la paroi de fond de chambre 18.
Les orifices d'entrée d'air 44 et 46, dont les projections respectives 44p et 46p dans le plan A-A
sont situées entre les deux axes 56, peuvent donc être associés au système d'injection 20 qui constitue le système d'injection le plus proche de ces orifices (figure 2).
Les orifices primaires 44 associés au système d'injection 20 sont au nombre de deux et sont des orifices d'un premier type dont la projection orthogonale 44p dans le plan A-A présente un bord amont 58 et un bord aval 60 qui sont de forme convexe lorsqu'ils sont vus depuis l'aval.
Plus précisément, ces bords amont 58 et aval 60 ont chacun la forme d'un demi-cercle et sont 5 agencés de manière concentrique de sorte que la projection 44p de chaque orifice primaire 44 présente un axe de symétrie confondu avec une droite 62 correspondante résultant de l'intersection du tronc de cône 55 avec le plan de projection A-A.
10 Les orifices de dilution 46 associés au système d'injection 20 sont des orifices d'un deuxième type qui ont une forme allongée selon une direction 64 perpendiculaire à l'axe 28 du système d'injection 20.
Ces orifices de dilution 46 comprennent un 14 being symbolized by the line BB in FIG. 2, and the projections of the primary and dilution orifices being designated respectively by the references 44p and 46p in this figure. It should be noted that the AA plan of FIG. 1 is associated with the injection system 20 represented in this figure.
Figure 3 illustrates the projection orthogonal in plane AA of two orifices of dilution 46 of the outer wall 14.
Moreover, as shown more particularly this figure 3, each of the two straight lines 56 visible in FIGS.
the projection in the plane AA of the intersection of the external annular wall 14 of the combustion chamber with a plane P that passes through the axis 16 of this room of combustion and which is located angularly midway distance between the axis 28 of the injection system 20 and the axis 128 of one of the two injection systems directly consecutive from this injection system 20 on the chamber bottom wall 18.
The air inlets 44 and 46, of which the respective projections 44p and 46p in the plane AA
are located between the two axes 56, can therefore be associated with the injection system 20 which constitutes the injection system closest to these holes (Figure 2).
The primary orifices 44 associated with the injection system 20 are two in number and are orifices of a first type whose projection orthogonal 44p in the plane AA has an edge upstream 58 and a downstream edge 60 which are convex when viewed from downstream.
More specifically, these upstream edges 58 and downstream 60 each have the shape of a semicircle and are Arranged concentrically so that the projection 44p of each primary orifice 44 presents an axis of symmetry confused with a line 62 corresponding result of the intersection of the trunk of cone 55 with AA projection plane.
The dilution orifices 46 associated with the injection system 20 are orifices of a second type that have an elongated shape in a direction 64 perpendicular to the axis 28 of the injection system 20.
These dilution ports 46 comprise a
15 orifice 66, dont la projection 66p dans le plan A-A est centrée sur l'axe 28 du système d'injection 20, et qui forme ainsi un orifice de dilution principal associé à
ce système d'injection 20, ainsi que deux orifices de dilution secondaires 68, dont les projections 68p dans le plan A-A sont centrées sur les axes 56, et qui sont donc situés à égale distance de deux systèmes d'injection consécutifs de la paroi de fond de chambre 18.
L'orifice de dilution principal 66 a pour plan de symétrie le plan B-B tandis que les orifices de dilution secondaires 68 ont pour plans de symétrie respectifs les plans axiaux P situés angulairement à
mi-distance entre les axes 28 et 128 respectifs de deux systèmes d'injection consécutifs (figure 3).
Les orifices de dilution secondaires 68 étant situés à égale distance de deux systèmes 15 hole 66, whose projection 66p in plane AA is centered on the axis 28 of the injection system 20, and which thus forms a main dilution orifice associated with this injection system 20, as well as two orifices of secondary dilutions 68, whose projections 68p in the AA plan are centered on the 56 axes, and that are therefore located equidistant from two systems consecutive injection of the bottom wall of room 18.
The main dilution orifice 66 has for plane of symmetry the plane BB while the orifices of secondary dilutions 68 have for symmetry plans respective axial planes P angularly mid-distance between the respective axes 28 and 128 of two consecutive injection systems (Figure 3).
Secondary dilution ports 68 being equidistant from two systems
16 d'injection consécutifs de la paroi de fond de chambre 18, comme cela a été expliqué ci-dessus, il est à noter que chacun de ces orifices est associé aux deux systèmes d'injection correspondants.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les orifices d'entrée d'air de la paroi annulaire interne 12 sont configurés de la même manière que les orifices de la paroi externe 14.
En fonctionnement, les orifices primaires 44 permettent, du fait de leur forme, d'induire un effet de barrière réfléchissante particulièrement efficace vis-à-vis du mélange d'air et de carburant s'écoulant vers l'aval dans la zone primaire 50 de la chambre de combustion, ce qui permet de favoriser des phénomènes de recirculation vers l'amont de ce mélange, comme l'illustrent les flèches 70 sur la figure 2.
Les orifices de dilution 46 permettent un refroidissement efficace et homogène des gaz provenant de la zone primaire 50.
L'invention permet d'une manière générale d'améliorer les performances de la chambre de combustion, comme cela a été expliqué ci-dessus. 16 consecutive injection of the bottom wall of Chamber 18, as explained above, it is note that each of these orifices is associated with both corresponding injection systems.
In the preferred embodiment of the invention, the air inlet ports of the wall internal ring 12 are configured in the same way that the orifices of the outer wall 14.
In operation, the orifices primary 44 allow, because of their shape, to induce a reflective barrier effect particularly effective against the mixture of air and fuel flowing downstream in the area primary 50 of the combustion chamber, which allows to promote recirculation phenomena towards upstream of this mixture, as illustrated by arrows 70 in Figure 2.
The dilution orifices 46 allow a efficient and homogeneous cooling of gases from of the primary zone 50.
The invention generally allows improve the performance of the chamber of combustion, as explained above.
Claims (10)
d'orifices d'entrée d'air comprend des orifices (44) d'un premier type conformés de sorte que la projection orthogonale (44p) de chacun de ces orifices sur un plan de projection (A-A) correspondant, qui passe par l'axe central (28) du système d' injection (20) le plus proche dudit orifice et qui est perpendiculaire à un plan axial (B-B) correspondant passant conjointement par ledit axe central (28) et par l'axe longitudinal (16) de la chambre de combustion, présente un bord amont (58) qui est de forme convexe lorsqu'il est vu depuis l'aval. 1. Combustion chamber (10) of turbomachine, comprising an annular bottom wall of chamber (18) equipped with injection systems (20) regularly distributed around an axis longitudinal section (16) of the combustion chamber and each has a central axis (28, 128) for transmitting fuel, the combustion chamber (10) comprising also two coaxial annular walls, respectively internal (12) and external (14), connected between them by said chamber bottom wall (18) and having a plurality of air inlets (44, 46) formed on at least one of said walls annular (12, 14) and radially open towards the outside relative to the axis (16) of the chamber of characterized in that said plurality of air intake ports includes orifices (44) of a first type shaped so that the projection orthogonal (44p) of each of these holes on a plane corresponding projection (AA), which passes through the axis central (28) of the injection system (20) closest said orifice and which is perpendicular to a plane axial (BB) corresponding jointly said central axis (28) and the longitudinal axis (16) of the combustion chamber, has an edge upstream (58) which is convexly shaped when viewed since the downstream.
l'entrée dudit système d'injection (20), la projection orthogonale (44p) de chacun desdits orifices primaires du premier type (44) sur ledit plan de projection (A-A) correspondant est interceptée par une droite (62) correspondante résultant de l'intersection dudit tronc de cône (55) correspondant avec ledit plan de projection (A-A). 6. Combustion chamber according to claim 5, characterized in that each of said injection systems (20) being configured to emit a pool of mixed fuel and air with a region (54) maximum fuel concentration substantially localized on a truncated cone of revolution (55) centered on the central axis (28) of said injection system (20) and having a vertex located at the inlet of said injection system (20), the projection orthogonal (44p) of each of said primary orifices of the first type (44) on said projection plane (AA) correspondent is intercepted by a line (62) corresponding resulting from the intersection of said trunk cone (55) corresponding with said plane of projection (AA).
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